专利名称：一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向的制作方法
技术领域：
本发明涉及航天器设计领域，具体来说，是一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向。
背景技术：
目前人类深空探测活动的触角已由月球延伸到类地内行星(包括水星、金星)和类地外行星(包括火星、木星)。探测任务包括全球地球地图勘测、环境和地质等科学探测。 日-地拉格朗日点L1/L2点Halo轨道分别位于地球内侧和外侧。国际上已发射多颗定位在拉格朗日点附近的航天器。ISEE-3/ICE发射与1978年8月12日，质量478kg，寿命32年，位于日地Ll点，Halo 轨道周期178天，用于彗星探测。ISEE-3有四个用于S波段无线通讯和等离子体波研究的 49m长的导线天线，以20rpm速率旋转，体贴式太阳电池，一对太阳敏感器提供精度0. 1°左右的姿态信息。采用胼推力器进行姿态和△ V机动，12个推力器用于姿态和轨道控制。SOHO发射与1995年12月2日，质量1861kg，位于日地Ll点，Halo轨道周期180 天，用于太阳观测。三轴稳定，携带许多连续指向太阳的科学仪器，其名义姿态为χ轴连续指向太阳，而y轴指向黄道北极。具有一个高增益天线和一个低增益天线。ACE，1997年8月25日发射，用于分析太阳风和宇宙射线的成分，除四个太阳电池阵和附着在太阳翼上的磁强计外，外形尺寸为^!!^^!!^加，发射质量了邪！^，位于日地 Ll点的Halo轨道。太阳翼提供约500W电能。探测器以5rpm速率旋转，旋转轴沿地-日连线方向，大部分科学设备安装在上部(面向太阳)的甲板上。MAP于2001年6月发射，840kg，位于日地L2点的Halo轨道，用于宇宙背景辐射温度测量。MAP以0. 464rpm的速率自转，被动热控，有效载荷需保持不被太阳照射，太阳翼固定安装，并保证太阳入射角在一定范围内。Genesis与2001年8月8日发射，质量636kg，寿命3年，位于日地Ll点和L2点的Halo轨道，任务是太阳分取样返回，探测器以一圈37. ^的速度自旋稳定，装有两个固定太阳翼，提供最大254W的能量给镍氢蓄电池。通讯为S波段固定天线完成。温度由加热器和被动热控控制。Herschel和Planck于2009年5月14日发射，位于L2点Lissajous轨道，分别用于远红外天文观测和探测宇宙微波辐射。Herschel内的科学仪器需要工作在零度左右，因此该探测器固定安装有一个遮蔽上部仪器的遮阳罩和一个遮蔽底部仪器的遮阳板，遮阳板上装有太阳电池片从而为探测器供电。Planck的圆形太阳列阵固定在卫星底部，当卫星绕其纵轴旋转时，太阳列阵总保持指向太阳。姿态控制系统为完成指向和快速定向需求而设计，主要姿态敏感器为恒星跟踪定位器。探测器在工作轨道上的姿态设计除了满足载荷工作外，还需要考虑数传和热控等。对于科学探测为目标的探测器，在不同阶段对于测控精度要求不同(1)航天器离开转移轨道实施捕获机动时，要求地面增加测站以提高轨道的测定精度；( 在航天器成功捕获到工作轨道后，往往不再进行轨道机动或连续机动的时间间隔很大，此时探测任务对航天器轨道星历的精度要求较低，所占用测控资源较少，减轻上下行通道的压力和地面操作人员的压力。因此，以科学探测为任务的探测器对其姿态有如下要求(1)该姿态对轨道星历的精度要求很低；(2)由于深空距离尺度较大，数传码速率较低，要求最大限度保证 “器-地”数传通道的通畅；C3)探测器散热面固定；(4)探测器转动部件及其转动范围尽可能小。由于平动点附近轨道距离地球较远，姿态定向成为一个关键问题，如何解决远距离通讯的时间延迟及探测器能源供应成为突出问题。现有平动点探测器大多采用被动热控、可定向太阳翼及可定向数传天线(通常是两个，一个用于空间大尺度低码率数传，一个用于高码率数传)来完成其姿态指向任务。如此一来，探测器的转动部件较多，柔性大，不易控制。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，通过在探测器本体上固定散热面、固定太阳翼及固定数传天线完成姿态指向任务，且由于探测器活动部件的减少，探测器可控性与可靠性提高，降低了探测器的控制难度。本发明中探测器的数传天线固定安装在探测器本体的+ 面，数传天线的轴线垂直于探测器本体的+Xb面，且方向指向探测器本体的+Xb方向；探测器的太阳帆板固定安装在探测器本体的士yb面，太阳帆板的轴线垂直于探测器本体的士yb面，法线与- 轴夹角为θ，θ为太阳帆板的安装角。所述探测器本体的+ 轴保持对地定向，同时探测器中太阳帆板的法线指向太阳。上述探测器轨道坐标系为F0(x。y。ζ。)，其中，探测器的质心为原点‘ χ。轴指向地球，Y0垂直于太阳、探测器与地球构成的平面，指向与探测器的速度矢量方向为呈锐角的方向，满足笛卡尔右手法则；定义探测器的本体坐标系FBOcb yb 4)，其相对于探测器的轨道坐标系采用3-1-2的旋转顺序得到，+xb, +yb, + 分别表示、，yb,、轴的正方向，-Xb，-Yb' -Zb分别表示xb，yb' Zb轴的负方向，且+ , +yb，+Zb面分别表示法线指向+Xb， +yb，+zb方向的面，-xb, _yb，-zb面分别表示法线指向-xb，-yb，-zb方向的面。所述θ = ( α + β )，α和β分别为Hal0轨道周期内轨道角变量α i和β i的平均值，α工为探测器和太阳的连线与太阳和地球连线的夹角，β工为探测器与地球连线和地球与太阳连线的夹角。本发明的优点在于1、本发明日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，克服现有Halo轨道探测器需要较多活动部件的问题，通过数传天线和太阳帆板的安装方式，以及设计日地系统 Halo轨道探测器的姿态指向，由此仅依靠1个固定的数传天线和一对固定的太阳帆板，实现了数传天线对地长期定向，太阳帆板对日长期定向，2、本发明日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，由于探测器的散热面固定，既减轻了重量，又缓解电路、信息交互以及电磁兼容等分系统的设计压力，从而简化探测器的设计难度并降低研制成本。
图1为探测器构型整体示意图；图2为探测器构型局部示意图；图3a为日地系统共线平动点Ll点Halo轨道主视图；图北为日地系统共线平动点Ll点Halo轨道侧视图；图3c为日地系统共线平动点Ll点Halo轨道俯视图；图3d为日地系统共线平动点Ll点和L2点Halo轨道等轴侧视图；图如为L2点Halo轨道及太阳、地球的相对位置的侧视图；图4b为L2点Halo轨道及太阳、地球的相对位置的等轴侧视图；图5为探测器在Ll点的Halo轨道姿态指向；图6为探测器在L2点的Halo轨道姿态指向；图7为太阳帆板的安装角度θ的确定方法流程图；图8为日地系统Ll点的Halo轨道上的探测器太阳帆板入射角在一个轨道周期中的变化规律及其平均值；图9为日地系统L2点的Halo轨道上的探测器太阳帆板入射角在一个轨道周期中的变化规律及其平均值。
具体实施例方式下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。本发明一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，如图1、图2所示，定义探测器1轨道坐标系FO(χ。y0 ζ。)，其中，取探测器S/C的质心为原点(V χ。轴指向地球， Y0垂直于太阳、探测器S/C与地球构成的平面，指向与探测器S/C的速度矢量方向为呈锐角方向，ζ。满足笛卡尔右手法则。定义探测器S/C本体坐标系FB( yb、)，其相对于探测器S/C的轨道坐标系采用3-1-2的旋转顺序得到，+ ，+yb, +zb分别表示、，yb, zb轴的正方向，-Xb，"Yb' -Zb分别表示xb，Yb' Zb轴的负方向，且+ , +yb，+Zb面分别表示法线指向+Xb， +yb，+Zb方向的面，-Xb, -yb，-Zb面分别表示法线指向-Xb，-yb，-zb方向的面。根据上述定义的探测器S/C的轨道坐标系FO与探测器S/C本体坐标系FB，本发明中将探测器S/C的数传天线1固定安装在探测器S/C本体的+Xb面，即数传天线1的轴线垂直于探测器S/C本体的+ 面，且方向指向探测器S/C本体的+ 方向。探测器S/C的太阳帆板3固定安装于探测器S/C本体的士yb面，太阳帆板2的轴线垂直于探测器S/C本体的士yb面，法线与- 轴夹角为θ，θ为太阳帆板2的安装角。由于探测器S/C在平动点 Halo轨道上运行时，沿地球与太阳的连线方向的轨道浮动相对于垂直地球与太阳的连线的平面内运动的尺度很小，因此通过上述探测器S/C的构型设计，令探测器S/C本体的+ 和士yb面作为探测器S/C的固定的散热面，探测器S/C本体的+Xb和士yb不会受到太阳光照， 探测器S/C本体的+ 和士yb面可固定为探测器S/C的散热面，由于散热面的固定，大大降低了探测器S/C的热控设计难度。既减轻了重量，又缓解电路、信息交互以及电磁兼容等分系统的设计压力，从而简化探测器的设计难度并降低研制成本。根据微分修正算法(出自文献《地-月系平动点及Halo轨道的应用研究》，徐明， 徐世杰，宇航学报，第27卷第4期，2006年7月)，可得到日地系统共线平动点Ll点和L2点Halo轨道，分别如图3、图4所示。其中，图3a 图3d分别为Ll点Halo轨道的主视图、侧视图、俯视图以及等轴侧视图，可以看出Ll点Halo轨道与地球轨道不同，不是普通的圆锥曲线，而是不规则的空间曲线。图4a、图4b分别为L2点Halo轨道及太阳、地球的相对位置的侧视图和等轴侧视图，可看出Halo轨道的轨道平面不通过地球，而是与地球、太阳连线形成一定的夹角。本发明中在探测器S/C运行期间，探测器S/C在Ll点与L2的Halo轨道上的探测器S/C姿态指向相同，均为探测器S/C本体的+ 轴保持对地定向，同时探测器 S/C中太阳帆板3的法线指向太阳。其中，探测器S/C在Ll点的Halo轨道姿态指向如图5 所示，探测器S/C在L2点Halo轨道上的姿态指向如图6所示。令θ = (α+β)，其中，α 和β分别为Halo轨道周期内轨道角变量α工和β工的平均值，α ,为探测器和太阳的连线与太阳和地球连线的夹角，^为探测器与地球连线和地球与太阳连线的夹角。因此获得探测器S/C所在的Halo轨道及相应的α和β，就可以确定太阳帆板2的安装角度θ。所述太阳帆板2的安装角度θ的确定方法如图7所示，通过下述步骤来完成步骤1 根据坐标系转换关系，确定Halo轨道角变量α工的计算公式；为了便于说明，如图1所示，设日心为S、地心为Ε、地日质心为Ε. S、探测器为S/C。在Halo轨道坐标系F(x y ζ)中，原点O取在Ε. S，χ指向E ;ζ沿地球绕太阳旋转
方向，由此，地心E在F中的坐标为(1-μ O 0)，日心S在F中的坐标为(-μ O 0)，其中，
μ为地球与太阳的质量比，
权利要求
1.ー种日地系统Halo轨道探測器的构型及其姿态指向，航天器设计领域其特征在于 探測器的数传天线固定安装在探測器本体的+ 面，数传天线的轴线垂直于探测器本体的 + 面，且方向指向探測器本体的+ 方向；探测器的太阳帆板固定安装在探測器本体的 士yb面，太阳帆板的轴线平行于探测器本体的士yb轴，法线与- 轴夹角为θ，θ为太阳帆 板的安装角；所述探測器本体的+ 轴保持对地定向，同时探测器中太阳帆板的法线指向太 阳；上述探测器轨道坐标系为FO(χ。y0 z。)，其中，探測器的质心为原点‘χ。轴指向地球， y0垂直于太阳、探測器与地球构成的平面，指向与探測器的速度矢量方向为呈鋭角的方向， ζ。满足笛卡尔右手法则；定义探测器的本体坐标系FB ( yb、)，其相对于探測器的轨道坐 标系采用3-1-2的旋转顺序得到，+xb, +yb，+zb分別表示xb, yb，zb轴的正方向，-xb, -yb，-zb 分別表示xb，yb，zb轴的负方向，且+ ，+yb，+ 面分別表示法线指向+ ，+yb，+ 方向的 面，一知，"Yb' "Zb面分别表示法线指向-xb，_yb，-zb方向的面；所述θ = (α+β), α和β分别为Halo轨道周期内轨道角变量Ci1和βェ的平均值， α ！为探测器和太阳的连线与太阳和地球连线的夹角，β ！为探测器与地球连线和地球与太 阳连线的夹角。
2.如权利要求1所述的ー种日地系统Halo轨道探測器的构型及其姿态指向，其特征在 于所述探测器本体的+ 和士yb为探测器的固定的散热面。
3.如权利要求1所述的ー种日地系统Halo轨道探測器的构型及其姿态指向，其特征在 于所述太阳帆板安装角度θ通过下述步骤来确定步骤1 根据坐标系转换关系，确定Halo轨道角变量α 的计算公式；设日心为S、地心为Ε、地日质心为Ε. S、探测器为S/C ；在Halo轨道坐标系FU y ζ)中，原点O取在Ε. S，x指向E ;ζ沿地球绕太阳旋转方向， 由此，地心E在F中的坐标为(1-μ O 0)Τ，日心S在F中的坐标为(_μ 0 0)Τ，其中，μ为地球质量与太阳地与地球总质量的质量比
全文摘要
本发明公开了一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，属于航天器设计领域，将数传天线固定安装于探测器本体的+xb面，数传天线轴沿xb轴方向，太阳帆板固定安装于探测器的±yb面，且其轴线垂直于探测器本体的±yb面，其法线与-xb轴夹角为θ，θ为太阳帆板安装角，θ由Halo平均轨道信息计算得到。在探测器运行期间，探测器本体的xb轴保持对地定向；太阳帆板法线指向太阳，选定θ后，太阳帆板的太阳入射角变化在一定范围之内，且在一个轨道周期内平均为90°。本发明的优点为依靠1个固定的数传天线和一对固定的太阳帆板，实现数传天线对地长期定向，太阳帆板对日长期定向，可通过数传码速率较低的数传天线实现，且探测器活动部件少，大大提高了探测器的可控性与可靠性，降低了控制难度。
文档编号B64G1/24GK102431659SQ201110332608
公开日2012年5月2日 申请日期2011年10月27日 优先权日2011年10月27日
发明者张燕, 徐世杰, 徐 明, 朱佳敏, 杨芳, 谭田 申请人:北京航空航天大学